DE3229248C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Halterung für elektrische Elemente, wie etwa eine Anordnung von Solarzellen, wobei die Halterung speziell für Raumfahrtanwendungen geeignet sein soll.

Es ist bekannt, eine Anordnung von Solarzellen auf einer relativ steifen Platte zu haltern. So montierte Zellen wer­ den benutzt, um Energie für Raumfahrzeuge, wie etwa einen Satelliten, zu liefern.

Bei Raumfahrtanwendungen müssen die Platte und ihre Zellen unter vielen Bedingungen in Takt bleiben, von denen einige ziemlich streng sind. Beispielsweise müssen sie Vibrationen beim Start des Raumfahrzeugs aushalten. Während der Start­ phase treten große Kräfte bei niedrigen Frequenzen auf, bei­ spielsweise unter 50 Hz, spezieller im Bereich von 0 bis 30 Hz. Eine Resonanz der die Solarzellenanordnung tragenden Platte ist in diesem niedrigen Frequenzbereich unerwünscht.

Nach dem Start und beim Raumflug wird die Anordnung mit ihrer Tragplatte aus einer gefalteten Lage auseinandergefal­ tet in eine ausgestreckte Betriebsstellung, in welcher die Zellen zur Sonne gerichtet sind. In dieser Betriebsstellung sind niederfrequente Resonanzen ebenfalls unerwünscht. Sol­ che Resonanzen können Fehlausrichtungen der Anordnung gegen­ über der Sonne bei Manövern des Raumfahrzeugs verursachen, und dadurch wird die Wirksamkeit der Energieerzeugung der Solarzellen herabgesetzt. Zur Verringerung der Tendenz von Plattenschwingungen bei niedrigen Frequenzen soll die Platte relativ steif sein.

Eine Platte zur Halterung von Solarzellen muß so ausgelegt sein, daß sie bestimmten thermischen Erfordernissen ent­ spricht. Aus Halbleitermaterial hergestellte Solarzellen sind relativ brüchig und haben einen ziemlichen niedrigen relati­ ven thermischen Ausdehnungskoeffizienten von 0,2777×10^-6 pro °C. Die Tragplatte besteht üblicherweise aus einem Aluminiumwabenkern mit einer Aluminiumhaut. Eine solche Plat­ te hat einen relativen thermischen Ausdehnungskoeffizienten von 7,222×10^-6, der beträchtlich von demjenigen der Solar­ zellen abweicht. Außerdem ist die Platte elektrisch leitend, so daß die Solarzellen von ihr elektrisch isoliert werden müssen. In der Praxis werden die Zellen auf einem dielektri­ schen Zwischensubstrat montiert, also auf einer mechanischen Zwischenstruktur, die Unterschiede in der thermischen Aus­ dehnung der verschiedenen Materialien im Betrieb ausgleicht. Solche Zwischenflächen enthalten üblicherweise für jede Solarzelle einen Gummiträger oder dergleichen.

Die vorstehend diskutierten Probleme bei der Herstellung einer geeigneten Plattenträgerstruktur für eine Anordnung von Solarzellen für Raumfahrtanwendungen sind weit bekannt, und es hat eine Anzahl von Lösungsvorschlägen gegeben, die jedoch alle Nachteile haben. Bei einer solchen Struktur ist ein Aluminiumwabenkern auf seiner oberen und unteren Oberfläche mit einer Aluminiumhaut bedeckt. Die untere Ober­ fläche ist mit einer Aluminiumstrebenversteifung von recht­ eckigem C-förmigen Querschnitt versteift. Auf der anderen Aluminiumhaut sind Silikongummihalterungen angebracht, an welchen die Solarzellen befestigt sind. Solche Strukturen sind jedoch nicht voll zufriedenstellend wegen des zusätz­ lichen Gewichtes der Silikongummihalterungen. Zur Isolie­ rung der Silikongummihalterungen gegenüber der Aluminiumhaut wird ferner ein Plastikfilm, der unter dem Warenzeichen "Tedlar" vertrieben wird, über der Aluminiumhaut verwendet, auf dem dann die Gummihalterungen befestigt werden. All die­ se zusätzlichen Elemente erhöhen unerwünschterweise das Ge­ wicht der Struktur.

Andere Strukturen verwenden einen Aluminiumwabenkern, auf dem ein Tedlar-Film als Außenelement über dem Kern verwendet wird. Epoxidharzverstärkte Kohlenfaserversteifungsglieder werden zum versteifen eines solchen Aufbaus benutzt. Diese Strukturen haben eine relativ niederfrequente Resonanz bei etwa 10 Hz, welche für die meisten Startbedingungen uner­ wünscht ist.

Andere Strukturen verwenden ein epoxidharzverstärktes Kohlegewebe, das ein elektrischer Leiter ist und auf einer Seite durch Versteifungsstreben versteift ist, die aus epoxidharzverstärk­ tem Graphitfasergewebe bestehen. Über das Kohlefasergewebe wird ein Tedlar-Film geklebt. Auf dem Tedlar-Film befinden sich Silikongummihalterungen, an denen die Solarzellen be­ festigt werden. Es werden auch andere Strukturen unter Ver­ wendung ähnlicher Konfigurationen angewandt. Alle diese haben den gemeinsamen Nachteil unerwünschten zusätzlichen Gewichtes und relativ niedriger Resonanzfrequenzen.

In der technischen Literatur werden auch zahlreiche Träger­ strukturen leichten Gewichts für solche Solarzellen beschrieben. In einem Aufsatz mit dem Titel "Design Features of a TDRSS Solar Array" von Frank G. Kelley, Werner Lust und Richard M. Kurland der TRW Defense and Space Systems Group, Redondo Beach, Californien, ist eine Platte beschrieben, die ein Aluminiumwabensubstrat mit Außenflächen aus Kapton (ein ein­ getragenes Warenzeichen für ein Polymidplastikmaterial) mit kantengerolltem Kleber und eine epoxidharzverstärkte Kohlen­ fasertragstruktur aus Steifigkeitsgründen aufweist. Bei die­ ser Struktur werden die Solarzellen mit den Kontaktflächen verwendet. Der Nachteil dieses Systems liegt darin, daß so­ wohl das Kapton wie auch die Aluminiumwabentragstruktur einen relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffizienten im Ver­ hältnis zu demjenigen der Solarzellen haben und daß außerdem die Resonanzfrequenz unerwünscht niedrig liegt.

In einem Bericht mit dem Titel "Advanced Lightweight Rigid Solar Arrays Based on Carbon Fibre Technology", Skript Nr. 74-085 vom XXV. Kongreß in Amsterdam vom 30. September bis 5. Oktober 1974 der International Astronautical Federation ist der gesamte Entwicklungsstand und die Trends von Solar­ batterien beschrieben. Dieser Aufsatz beschreibt eine zusam­ mengesetzte Kohlefaserstruktur für Solarzellenanordnungen, die als Außenhaut über einem Aluminiumwabenkern verwendet wird, der eine Sandwich-Struktur bildet. Der Nachteil dieser Struktur besteht darin, daß die Außenhäute elektrisch leitend sind und eine dielektrische Zwischenfläche erfordern, auf welcher die Solarzellen montiert werden. Diese zusätzliche Struktur erhöht das Gewicht der Gesamtanordnung. Andere Kon­ zepte verwenden ein flexibles Substrat, welches unter Vor­ spannung in einem Rahmen montiert ist. Der Nachteil hierbei liegt darin, daß das flexible Substrat, üblicherweise aus Kapton, einen relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffi­ zienten hat und daher mit zunehmender Temperatur zum Durch­ biegen bzw. bei Temperaturabnahme zum Schrumpfen neigt. Durch das Schrumpfen kann der Rahmen sich verzerren und die Zellen können falsch orientiert werden, wie oben beschrieben ist.

In einem Aufsatz mit dem Titel "Optimized Design and Fabrication Processes for Advanced Composite Spacecraft Sturctures" von V. F. Mazzio und C. H. Bixler vom 17. Aero­ space Science Meeting in New Orleans, LA, vom 15. bis 17. Januar 1979, sind Verbundmaterialien mit Graphit und Epoxid­ harz (epoxidharzverstärkte Kohlefaser)/Epoxidharz und Graphit/Epoxidharzwabenverbundmaterial als Strukturunterein­ heiten zur Verwendung bei Raumfahrtstrukturen beschrieben.

Dort ist gesagt, daß Strukturen für Solarzellenanordnungen hohe Festigkeit benötigen, um beim Start die dynamische Be­ lastung im zusammengefalteten Zustand auszuhalten, und daß sie im Raumflug minimalen Steifheitsanforderungen im aufge­ klappten Zustand genügen müssen. Für Solarzellenverbundstruk­ turen wird empfohlen eine Verbund-Sandwich-Substratplatte mit Joch oder Rahmensegmenten, bestehend aus einer offenen "Augen"-Abschnittsverstrebung und einer geschlossenen Kasten­ verstrebung. Die Verbund-Sandwich-Struktur wird beschrieben als Aluminiumwabenkern mit 0,127 mm vorbehandelten doppel­ seitigen Graphit-Epoxidharzplattenflächen und 0,381 mm vor­ behandelten Epoxidharzkantengliedern. Der Nachteil dieses Systems ist ähnlich wie oben für andere Systeme beschrieben, welche epoxidharzverstärkte Kohlefaserflächenglieder be­ nutzen, nämlich wegen ihrer elektrischen Leitfähigkeit.

In der US-PS 41 01 101 ist ein Solargeneratorsystem beschrie­ ben, welches einen flexiblen Isolatorträger aus Synthetik­ material, wie Kapton, verwendet, das auf seiner Fläche Solar­ zellen trägt. Dieser Kapton-Träger ist flexibel und an einer Rahmenstruktur befestigt. Eine Anzahl von Versteifungen be­ finden sich an der Struktur zwischen dem Rahmen auf derjeni­ gen Seite, die dem Kaptonträger, an welchem die Solarzellen befestigt sind, gegenüberliegt. Diese Struktur hat den Nach­ teil, daß das Kapton wie oben erwähnt, einen relativ großen thermischen Ausdehnungskoeffizienten besitzt, der zu gegen­ seitigen Verschiebungen der verschiedenen Solarzellen führt. Solche Verschiebungen können zu Verbindungsproblemen zwischen den Zellen führen. Ein weiterer Nachteil besteht darin, daß die relativ große Anzahl der verwendeten Versteifungen zu­ sätzliches Gewicht zu der Struktur hinzufügt. Weiterhin muß die Wärmezufuhr zu den Zellen abgeführt werden, und die Tem­ peraturzyklen des Kapton können auch dazu führen, daß es den Rahmen beim Zusammenziehen verzerrt. Zusammengefaßt werden als optimale Strukturen bei der Technik der Solarzellenan­ ordnung Kapton-Schichten betrachtet, die von epoxidharzver­ stärkten Kohlefaserversteifungen in einer Rahmenstruktur ver­ steift werden, ferner epoxidharzverstärkte Kohlefaseraußen­ häute über Aluminiumwaben oder über epoxidharzverstärkten Kohlefaserwabenstrukturen mit zusätzlichen epoxidharzver­ stärkten Kohlefaserversteifungselementen. Diese Strukturen haben die genannten Nachteile.

Ein leichter relativ steifer Träger für Elemente wie Solar­ zellen weist ein Aluminiumwabenblatt mit einer ersten und einer zweiten Oberfläche auf, an die Hautelemente geklebt sind, ferner Versteifungselemente, welche an die freiliegen­ de Oberfläche eines der Hautelemente geklebt sind. Gemäß der Erfindung weist jedes der Hautelemente mindestens eine Lage einer epoxidharzverstärkten gewebten Polyparabenzamid- Gewebeplatte auf, jedes der Versteifungselemente weist ein Versteifungsglied aus epoxidharzverstärkten Kohlefasern mit einer Längsachse und einer Querachse auf, und die Verstei­ fungsglieder sind an eine freiliegende Oberfläche der Ge­ webeplatte oder des -tuches eines der Hautelemente angeklebt, ferner ist eine freiliegende Oberfläche des Gewebetuches des anderen Hautelementes zur Befestigung einer Anzahl der Gegenstände geeignet, so daß die Hautelemente, die Anordnung der Gegenstände und die Versteifungselemente alle im wesent­ lichen den gleichen thermischen Ausdehnungskoeffizienten in einer vorgegebenen Richtung parallel zu den Oberflächen der Hautelemente aufweisen.

In den beiliegenden Zeichnungen zeigt

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Platte gemäß der Erfindung;

Fig. 2 eine perspektivische Ansicht einer Unterseite der Platte gemäß Fig. 1 zur Veranschaulichung der Struktur der Tragelemente;

Fig. 3 einen Querschnitt durch einen Teil der Platte gemäß Fig. 2 längs der Linie 3-3;

Fig. 4 eine perspektivische Ansicht der Versteifungsglieder oder -streben, die bei den Strukturen gemäß den Fig. 1, 2 und 3 verwendet sind, und

Fig. 5 eine perspektivische Teilansicht eines Teils der Struktur nach Fig. 1 zur Veranschaulichung der ver­ schiedenen dort verwendeten Unterstrukturen.

In Fig. 1 ist die Solargeneratorplatte 10 eine von einer An­ ordnung von Platten, welche an einem Raumfahrzeug, wie etwa einem Raumsatelliten, der in den Weltraum gestartet werden soll, befestigt werden soll. Während des Starts sind die Platten zusammengelegt, und beim Flug im Weltraum werden sie zu entfalteten Positionen ausgestreckt. Beim Start tre­ ten schwere Belastungen und Vibrationen an jeder der zusam­ mengefalteten Platten auf. Verständlicherweise ergeben sich bei der Startkonfiguration verschiedene Eigenfrequenzen des Systems aus Träger und Raumfahrzeug, und somit Belastungen von mehreren g im Niederfrequenzbereich unter 50 Hz. Daher muß die Steifigkeit der zusammengelegten Platte 10 genügend groß sein, damit ihre Eigenresonanzfrequenz höher als die­ jenige des Systems während des Startes ist, damit die Vibra­ tionen der Platte vom übrigen System aus Raumfahrzeug und Startrakete entkoppelt werden. Während des Abschusses sind die Platten in bekannter Weise zusammengefaltet und liegen am Raumfahrzeug und/oder dem Trägerfahrzeug an.

Die Anzahl und der Abstand der Anlagepunkte oder Befesti­ gungspunkte der Platte liegen für ein gegebenes Raumfahrzeug fest. In diesem Zusammenhang bedeuten die Anzahl und der Ab­ stand der Plattenbefestigungspunkte aber eine Einschränkung für den Entwurf der Platte. Das heißt, daß die durch den Ab­ schuß bedingten großen niederfrequenten Kräfte (siehe oben) nach bekannten Prinzipien auf die zusammengefalteten Platten an deren Befestigungspunkten übertragen werden. Daher ist beim Entwurf einer Platte die Steifheit der Platte im Ver­ hältnis zur Anzahl und Lage der Befestigungspunkte von primärer Bedeutung. Die folgenden und im einleitenden Teil angeführten Betrachtungen hinsichtlich der Resonanzfrequenz dieser Plattenkonstruktionen müssen daher hinsichtlich der Lage der Plattenbefestigungspunkte berücksichtigt werden. Bei einer speziellen, nachstehend erörterten Konstruktion kann die Platte 10 den startbedingten Beanspruchungen und Vibra­ tionen widerstehen und hat eine über 50 Hz liegende Resonanz­ frequenz, wenn sie zusammengeklappt ist und sich in der Be­ festigungsposition an den gegenseitig beabstandeten Befesti­ gungspunkten befindet, wie noch erläutert wird.

Mehrere Platten können in einem vorgegebenen System zur Bil­ dung einer Plattenanordnung miteinander verbunden werden. Eine Platte der Anordnung ist mit dem Raumfahrzeug über einen Ausleger an einem Auslegerverbindungspunkt der Platte be­ festigt, dessen Lage sich von den Lagen der Befestigungspunk­ te am Raumfahrzeug unterscheidet. Verbindungsglieder zur Ver­ bindung benachbarter Platten der Anordnung sind ebenfalls mit den Platten an anderen Stellen als den Verbindungspunkten mit dem Raumfahrzeug verbunden. Die Resonanzfrequenz jeder der Platten im zusammengefalteten Zustand kann sich von der Resonanzfrequenz der Platten im aufgefalteten Zustand unter­ scheiden. In der Praxis weist eine Anordnung von Platten 10, die mit einem Ausleger und mit Plattenverbindungsgliedern zusammengefügt sind, in der aufgefalteten Position eine grö­ ßere Resonanzfrequenz auf, als sie jedes der sich bewegenden Ele­ mente des gesamten Satellitensystems hat. Nach dem Start und während des Raumflugs klappen Freigabemechanismen die Platten in ihre aufgefalteten, also ausgestreckten Betriebspositionen.

Im Betrieb sind die Platten Solarenergie mit hohen thermi­ schen Eingangswerten ausgesetzt. Damit sind die Platten aber auch extremen thermischen Zyklen ausgesetzt. Die Platte 10 gemäß Fig. 1 hält solche thermischen Zyklen aus und hat eben­ so eine hohe Festigkeit und Steifheit in der zusammengeklapp­ ten Position, und dennoch ist ihr Gewicht relativ niedrig.

In Fig. 1 weist die Platte ein Gerüst oder eine Substrat­ struktur 12, eine Anordnung 14 von Versteifungselementen oder -streben und eine Anordnung von Siliziumsolarzellen 16 auf. Die Strebenanordnung 14 ist in größeren Einzelheiten in Fig. 2 dargestellt und hat zwei langgestreckte gerade Streben 18 und 20, die sich von der Kante 22 zur Kante 23 des Sub­ strats 12 erstrecken. Zwischen den Streben 18 und 20 befinden sich zwei mit ihnen verbundene Parallelstreben 24 und 26, die durch eine Mittelstrebe 28 miteinander verbunden sind, so daß die drei Streben 24, 26 und 28, wie dargestellt, eine H-Struktur bilden. Diese Struktur hat den Vorteil, daß sie dem Substrat 12 mit relativ wenigen Streben Steifigkeit ver­ leiht.

Gemäß Fig. 5 weist das Substrat 12 einen Aluminiumwabenkern 30 auf, der etwa 6,35 mm dick ist. An gegenüberliegenden Oberflächen des Kernes 30 sind Hautelemente angebracht, deren jedes aus einer oder mehreren Schichten epoxidharzverstärkten Polyparabenzamid-Tuchgewebe besteht, wie etwa Kevlar, ein eingetragenes Warenzeichen der E. I. duPont Corporation. Eine Schicht 32 trägt die Solarzellen, und eine Schicht 34 trägt die Strebenanordnung 14.

Senkrecht zu den Richtungen der Zellenseitenwände 31 sind Festigkeit und Elastizitätsmodul des Aluminiumwabenkerns 30 sehr niedrig. In Richtung parallel zur Achse 33, also paral­ lel zu den Seitenwänden 31 der Wabenzellen, hat er einen relativ hohen Elastizitätsmodul. Das Aluminium hat einen relativ hohen thermischen Ausdehnungskoeffizienten und ist ein guter thermischer Leiter. Die Schicht 32, die aus einem in zwei Richtungen gewebten Kevlar-Tuch gebildet ist, ist an der oberen Oberfläche des Aluminiumwabenkerns 30 befestigt. Die an der unteren Oberfläche des Kerns 30 befestigte Schicht 34 ist ebenfalls ein in zwei Richtungen gewebtes Kevlar-Tuch. Vorzugsweise haben die Tuche eine symmetrische Leinwandbin­ dung wie etwa eine 120-Bindung. Dieses Tuch ist ein Harz oder epoxidharzverstärktes Material. Das Harz oder Epoxidharz ist anfangs bei Raumtemperatur klebrig und flexibel, wird es einer erhöhten Temperatur ausgesetzt, dann härtet es aus und wird hart. Wenn das Material hart ist, ist es extrem steif und von hoher Festigkeit. Die Bindung des Gewebes wird so gewählt, daß man einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten in der Ebene des Blattmaterials erhält, welcher im wesentlichen der gleiche wie derjenige der Solarzellen 16 ist, also in der Nähe von 0,277×10^-6 pro °C liegt.

Kevlar hat normalerweise einen negativen thermischen Aus­ dehnungskoeffizienten in einer Richtung parallel zur Faser­ länge. Ein spezielles Kevlarmaterial, das als "Kevlar 49" be­ kannt ist, hat also einen thermischen Ausdehnungskoeffizien­ ten von -0,611×10^-6 pro °C, und das bedeutet, daß sich das Material mit steigender Temperatur zusammenzieht. Jedoch kann man die Materialfasern so orientieren, daß man einen thermi­ schen Ausdehnungskoeffizienten erhält, der zu demjenigen der Solarzellen paßt. In dieser Hinsicht sind bei einem Kevlar- Tuch mit 120-Bindung die Fasern rechtwinklig zueinander orientiert, und sein thermischer Ausdehnungskoeffizient be­ trägt 0,222×10^-6 pro °C, und dies ist näherungsweise der thermische Ausdehnungskoeffizient der Solarzellen. Das oben­ genannte Material hat eine spezifische Festigkeit (Festig­ keit geteilt durch Dichte) von 482,6×10⁵ mm im Vergleich zu 101,6×10⁵ mm für Aluminium 6061-T6. Das Kevlar-Material hat einen spezifischen Modul (Elastizitätsmodul geteilt durch Dichte), der gleich demjenigen des obengenannten Alu­ miniums ist, nämlich 2540×10⁸ mm. Das Kevlar-Material ist ein Dielektrikum und thermisch isolierend. Eine Imprägnierung des Kevlar-Materials mit einem gegossenen Epoxidharz, wie es handelsüblich erhältlich ist, führt zu einem Gewebe, das nach Aushärtung eine extrem steife und harte Hautschicht bildet. Dieses epoxidharzverstärkte Kevlar-Tuch ist elektrisch ein Dielektrikum und außerordentlich gut geeignet, um darauf die Solarzellen 16 direkt zu montieren, ohne Zwischenstrukturen, wie etwa Tedlar oder andere zusätzliches Gewicht bringende Elemente.

Zur Verbindung der Kevlar-Schichten mit dem Wabenkern kann eines von zwei verschiedenen Verfahren angewandt werden. Beim ersten Verfahren kann das Kevlar gleichzeitig gehärtet werden, das heißt, es kann zur gleichen Zeit ausgehärtet werden, zu der es mit dem Kern verbunden wird. Die beiden Schichten 32 bzw. 34, die mit Epoxidharz imprägniert sind, werden über dem Aluminiumkern angeordnet und bei erhöhter Temperatur von etwa 120 bis 180°C in einem Vakuum ausgehärtet. Während der Erhitzung ist die Struktur in einem nicht porösen faltbaren Plastiksack enthalten, das Innere des Sackes wird evakuiert, der Sack drückt dann die Elemente wegen des außen auf ihn einwirkenden atmosphärischen Druckes zusammen. Dieses Ver­ fahren ist in der Laminatindustrie als "vacuum bagging" be­ kannt. Während des Aushärteprozesses haften die Kevlar- Schichten 32 und 34 an dem Wabenkern. Da die Oberflächen des Wabenkernes flach sind, und da das Aushärten unter Druck erfolgt, werden die Kevlar-Schichten, die selbst in enger Berührung mit den Kernoberflächen stehen, beim Aushärten selbst flach.

Ein zweites Verfahren umfaßt eine Vorhärtung der Kevlar- Lagen, um diese steif zu machen. Die Lagen oder Schichten werden auf den Aluminiumwabenkern mit einer 0,1524 mm dicken Klebstoffschicht verleimt, wie etwa dem Epoxidklebstoff FM123 der American Cyanamid Corporation. In beiden obenge­ nannten Beispielen sind die Kevlar-Lagen einlagig und 0,1143 mm dick. Der Nachteil des Vorhärteverfahrens liegt darin, daß die Zufügung einer klebenden Zwischenfläche zum Verbinden der Kevlar-Lagen mit der Wabe zusätzliches Gewicht für die Struktur erbringt. Aus diesen Gründen wird das er­ wähnte Verfahren der gleichzeitigen Härtung bevorzugt.

Die Strebenanordnung 14 gemäß Fig. 5 wird nach Aushärtung der Schicht an dem ausgehärteten Kevlar 34 angebracht. Zur Verbindung der Streben mit der Kevlarschicht wird ein Lefkoweld-Klebstoff 109-LM52 verwendet. Die Solarzellen 16 werden nach der Aushärtung auf der Kevlar-Schicht 32 ange­ bracht und positioniert. Die Streben können auch durch gleich­ zeitige Aushärtung mit den Kevlar-Häuten und dem Wabenkern angebracht werden. Die mit der dielektrischen Kevlar-Schicht verbundenen Zellen sind daher elektrisch voneinander isoliert.

Die Zellen 16 werden in bekannter Weise durch nicht darge­ stellte Verbindungen elektrisch zusammengeschaltet. Bekannter­ weise haben die Zellen 16 Elektroden auf den Oberflächen 17 und 19 (Fig. 3). Wenn die Oberfläche 17 auf einer Träger­ struktur befestigt ist, dann wird eine elektrische Isolierung von benachbarten Zellen erforderlich. Eine solche Isolierung hat bei bekannten Anordnungen zusätzliches elektrisches Iso­ liermaterial erfordert. Bei der hier beschriebenen Struktur ist die Schicht 32 selbst dielektrisch, so daß keine weiteren Elemente zur elektrischen Isolierung benötigt werden. Außer­ dem verwendet diese integrale Struktur eine minimale Anzahl von Materialien und hat eine extrem hohe Steifigkeit und Festigkeit für ein vorgegebenes Gewicht pro Fläche.

Die Strebenanordnung 14 wird benutzt, um der Struktur zusätz­ liche Steifigkeit zu verleihen, da diese allgemein große Ab­ messungen hat, beispielsweise als Platte von 1,829×1,219 m. Wichtiger ist jedoch, daß die Strebenanordnung 14 der Struk­ tur einen gleichförmigen thermischen Ausdehnungskoeffizien­ ten verleiht.

Jede der Streben der Strebenanordnung 14, wie sie in Fig. 2 gezeigt ist, ist in ihrem Querschnitt identisch. Daher wird nur die in den Fig. 3 und 4 mit 18 bezeichnete Strebe hier beschrieben. Ein Merkmal aller Streben nach Fig. 2 besteht darin, daß ihr thermischer Ausdehnungskoeffizient in den Richtungen 36 der Längsachse praktisch 0 oder leicht positiv (0,2778×10^-6) ist. Das besondere an der Strebe 18 ist, daß sie in den Richtungen 36 der Längsachse eine erhöhte Steifig­ keit hat, während sie gleichzeitig den gewünschten thermi­ schen Ausdehnungskoeffizienten besitzt. Die Strebe 18 weist mehrere Lagen aus verschiedenen Materialien auf. Das Kern­ material ist ein gewebtes epoxidharzverstärktes Kohlefaser­ material 38. Die Fäden des Kerngewebes 38 sind in zwei senk­ recht aufeinanderstehenden Richtungen orientiert. Das Gewebe 38 ist so geformt, daß es einen Kanal mit einem Boden 40 und zwei Schenkeln 42 und 44 bildet. Von den Schenkeln 42 und 44 ragen in entgegengesetzten Richtungen horizontale Flansche 46 und 48 weg. Das Gewebe 38 ist ein Harz oder epoxidharz­ verstärktes Material, das bei Zimmertemperatur klebrig ist und bei Aushärtung unter erhöhter Temperatur zu einem extrem steifen und harten Material erhärtet.

Das in üblicher Weise in zwei Richtungen gewebte epoxidharz­ verstärkte Kohlefasergewebe hat einen leicht positiven Tem­ peraturkoeffizient, beispielsweise in der Größenordnung von 0,2778×10^-6 pro °C. Solche Fasern werden von der Hercules Corporation hergestellt als Magnamit AS1, einem hochfesten Graphit, Magnamit HTS, einem mittelfesten Graphit mit mittle­ rem Elastizitätsmodul, Magnamit HMS, einem Graphit mit hohem e-Modul, und Magnamit UHMS, einem Graphit mit ultrahohem e-Modul. Die Cellanese Corporation stellt einen hochfesten Graphit als Cellion 3000, 6000 und einen Graphit mit ultra­ hohem e-Modul als GY-70 und GY-70SE her. Die Union Carbide Corporation stellt ein hochfestes Graphit als T300 und ein Graphit mit ultrahohem e-Modul als P75S her. Die bevorzugte Kohlefaser bei der Herstellung der Strebenelemente nach Fig. 3 ist entweder Cellanese GY-70 oder Union Carbide P75S. Dieses Material weist in seiner Einrichtungsform einen spezi­ fischen Modul von 17195,8×10⁶ mm und eine spezifische Festig­ keit von 431,8×10⁵ mm im Vergleich zu 2540×10⁶ mm bzw. 101,6 mm für Alumunium 6061-T6 auf. Die Zwei-Richtungs-Lagen­ fasern verlaufen rechtwinklig zueinander. Die Fasern der einlagigen Gewebe 38 und 71 gemäß Fig. 4 sind mit 0° und 90° bezüglich der zu den Pfeilen 36 parallelen langen Achse orientiert. Das heißt, daß ein Satz von Fasern parallel zur langen Achse und der andere Satz von Fasern senkrecht zum ersten Satz verläuft. Es sind auch andere Orientierungen wie 45°, -45° (45° von der 0°- und 90°-Orientierung) zulässig.

Eine Fehlanpassung der thermischen Ausdehnungskoeffizienten zwischen Solarzellen und Streben der Anordnung 14 in der Richtung 36 würde sich bei den thermischen Zyklen zerstörend auf die Struktur auswirken. Es ist erwünscht, eine erhöhte Steifigkeit in den Längsrichtungen 36 und einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten dicht bei demjenigen der Solarzel­ len sowie eine leichte Struktur zu erzielen.

In einer Richtung verlaufende epoxidharzverstärkte Kohle­ fasern, die in eine Mehrzahl von Schichten geformt sind, werden an der Schicht 38 (Fig. 3) befestigt. Diese in einer Richtung verlaufenden epoxidharzverstärkten Kohlefasern er­ strecken sich in einer gemeinsamen parallelen Richtung. Sol­ che Fasern neigen zu einem dicht bei 0 liegenden leicht negativen thermischen Ausdehnungskoeffienzienten. Gemäß einem Merkmal der hier beschriebenen Erfindung sind über einer Oberfläche des Bodens 40 zwei Schichten 50 und 52 aus Epoxidharzlagen, die mit in einer Richtung verlaufenden Kohlefasern verstärkt sind, vorgesehen, und über der Unter­ seite des Bodens 40 sind zwei zusätzliche Schichten 54 und 56 aus Epoxidharzlagen, die mit in einer Richtung verlaufen­ den Kohlefasern verstärkt sind, vorgesehen. Bei einem Bei­ spiel können die Streben dadurch ausgebildet werden, daß man die Materialien bei Zimmertemperatur in eine Negativform einbringt, welche die gewünschte Querschnittsform hat. Diese Anordnung wird dann in einen Autoklaven eingebracht, der eine Stickstoffatmosphäre enthält, die auf einen Druck von 7,03 kp/cm² bei 120 bis 177°C gebracht ist. Bei einem zwei­ ten Beispiel werden die Stegmaterialien zwischen einem Paar zusammenpassender Formen auf 7,03 kp/cm² gepreßt. Während des Pressens härtet das Material bei 120 bis 180°C aus. Die Schichten 50, 52, 54 und 56 sind einlagige Bänder, deren Fasern in Richtungen 36 parallel zur Längsachse des Steges verlaufen. Die beiden Schichten 50 und 52 auf einer Seite des Bodens 40 und die beiden Schichten 54 und 56 auf der Unterseite des Bodens 40 neigen dazu, sich hinsichtlich der Biegemomente infolge der thermischen Zyklen aneinander anzu­ passen, das heißt, daß die thermischen Bewegungen der Schich­ ten 50 und 52 die Schichten auszudehnen und zusammenzuziehen suchen, so daß Kräfte erzeugt werden, denen durch gleiche Kräfte entgegengewirkt wird, welche ihrerseits durch Ausdeh­ nung oder Zusammenziehung der Schichten 54 und 56 bezüglich der Zwei-Richtungs-Gewebeschicht 38 erzeugt werden. So rufen die Schichten 50 und 52 auf einer Seite des Bodens 40 bei den thermischen Zyklen Drehmomente hervor, welche durch ande­ re Drehmomente ausgeglichen werden, die ihrerseits durch die Schichten 54 und 56 auf der anderen Seite des Bodens 40 hervorgerufen werden, so daß das Gesamtdrehmoment praktisch 0 ist. Leichte Breitenunterschiede zwischen den Schichten 50, 52, 54 und 56 senkrecht zu den Richtungen 36 und parallel zum Boden 40, in der Größenordnung einigerhunderstel Milli­ meter haben eine vernachlässigbare Wirkung auf die sich auswiegenden Drehmomente. Somit erzeugen thermisch verursach­ te Ausdehnungen oder Kontraktionen der beiden Sätze von Schichten ausgeglichene Drehmomente um den Boden 40. Ohne solche ausgeglichenen Drehmomente würde die Strebe zum Bie­ gen neigen oder sich um ihre Längsachse in einer Weise ver­ ziehen wie es bei einem Bimetallelement eines Thermostaten der Fall ist.

Die Ein-Richtungs-Bänder wirken mit dem Zwei-Richtungs-Gewebe 38 zur Erzeugung des gewünschten thermischen Ausdehnungs­ koeffizienten zusammen. Die Mehrfachschichten über und unter dem Boden 40 ergeben einen erhöhten Widerstand gegen Biege­ beanspruchungen, die durch Kräfte ausgelöst werden, welche senkrecht zum Boden 40 an gegenseitig beabstandeten Punkten entlang der Längsrichtungen auftreten.

Aus ähnlichen Gründen sind spiegelbildliche Ein-Richtungs- Schichten 60 und 62 auf den oberen und unteren Oberflächen des Flansches 48 und gleiche Schichten 64 und 66 auf den oberen und unteren Oberflächen des Flansches 46 der Strebe 18 vorgesehen. Jede der Schichten 60, 62, 64 und 66 weist ein einlagiges Band mit in einer Richtung verlaufenden, epoxidharzverstärkten Kohlefasern auf. Die Fasern der Schich­ ten 60 bis 64 verlaufen alle in einer Richtung parallel zur Richtung der Schichten 50 bis 54. Die Schichten 60 bis 64 auf der Oberfläche der einander entsprechenden Flansche wir­ ken thermisch bedingten Beanspruchungen in den unteren Schich­ ten 62 und 66 entgegen. So ergeben die in einer Richtung ver­ laufenden Fasern eine erhöhte Festigkeit der Strebe bezüglich Biegekräftepaaren aufgrund von Kräften, die senkrecht zur Ebene des Bodens 40 verlaufen, so wie Kräfte an den Enden 22 und 23. Die in Fig. 2 gezeigten Streben haben einen ther­ mischen Ausdehnungskoeffizienten, der eng mit demjenigen der Solarzellen und der Kevlar-Aluminiumwabenkernstruktur übereinstimmt. Die Querabmessung der Strebe 18, also die Ab­ messung senkrecht zu den Richtungen 36 der Strebe 18 in der Ebene des Bodens 40 können einen thermischen Ausdehnungs­ koeffizienten haben, der anders als der gewünschte ist. Da sich jedoch die Fasern der Schichten 50, 52, 54 und 56 in der Längsrichtung 36 erstrecken, ist die Strebe in ihrem Widerstand gegen Biegekräftepaare in dieser Querrichtung relativ schwächer, und die Ausdehnung der Strebe in dieser Querrichtung bei Temperaturschwankungen hat eine vernach­ lässigbare Wirkung auf die gesamte Verbundstruktur. Der Aluminiumwabenkern 30 hat zwar einen relativ hohen thermi­ schen Ausdehnungskoeffizienten und ist auch eine Struktur mit einem relativ geringen Festigkeitsmodul in Richtung ihrer Ebene, wie der Richtung 36, wie es oben beschrieben wurde, jedoch kann er sich bei thermischen Temperaturände­ rungen nicht ausdehnen wegen der strukturellen Festigkeit der Kevlar-Schichten 34 und 32. Die Festigkeit der Schichten 32 und 34 ist erheblich größer als die Festigkeit des Alumi­ niumkerns in Horizontalrichtung (Fig. 3). Die Abmessungen der Schichten 32 und 34, in Abhängigkeit von Temperaturände­ rungen, bestimmen die Abmessungen des Kerns 30.

Zur Vervollständigung der Strebenstruktur (gemäß Fig. 4) wird eine epoxidharzverstärkte gewebte Zwei-Richtungs-Kohleschicht 71 an den Flanschen 46 und 48 über den unteren Schichten 62 und 66 aus Ein-Richtungs-Fasern befestigt. Die Fasern der Schichten 70 verlaufen in denselben Richtungen wie die Fasern der Schicht 38, also parallel und senkrecht zu den Richtungen 36. Nach dem Aushärten der Strebe 18 wird diese an der Schicht 34 (Fig. 3) während des Aushärtens oder nach dem Aushärten der Schichten 32 und 34 mit dem Wabenkern 30 angebracht, so daß eine Verbundstruktur entsteht. Das Zwei-Richtungs- Graphittuch kann eine 135-Bindung sein.

Es versteht sich, daß auch eine kleinere oder größere An­ zahl von Schichten, wie die Schichten 50 bis 54, 60 bis 66, in den Streben verwendet werden kann, je nach einem vorge­ gebenen Aufbau des Raumfahrzeugs. Die Größe der Biegemomente um eine Querachse durch den Boden 40 und die Flansche 46 und 48 kann für verschiedene Raumfahrzeugkonstruktionen unter­ schiedlich sein. Die Anzahl der Schichten 50 bis 54, 60 bis 66 wird bestimmt durch die Größe solcher Biegemomente.

Ein Auslegerverbindungsglied 74 (siehe Fig. 2) ist innerhalb einer Strebe 26 zentral zwischen den Streben 18 und 20 an­ geordnet. Dieses Glied nimmt einen (nicht dargestellten) Plattenausklappaufnehmer auf, der seinerseits die Platten an dem (nicht dargestellten) Raumfahrzeug festhält. Ein zwei­ tes Glied 74′ ist in der Strebe 24 zentral zwischen den Streben 18 und 20 angeordnet, um ein (nicht dargestelltes) Plattenverbindungsglied aufzunehmen, welches eine zweite Platte mit der Platte 10 in den zusammengelegten und ausge­ klappten Orientierungen verbindet. Gewindemetalleinsätze 76 in den Streben 18 und 20 nehmen Niederhalteelemente (beispielsweise Bolzen) für die Platte auf, um die Platten während des Starts am Raumfahrzeug festzuhalten. Die Glieder 74, 74′ und die Einsätze 76 bestehen aus Metall und müssen elektrisch von den aus Kohle (Graphit) bestehenden Streben isoliert werden, damit keine galvanische Korrosion auftritt. Aus diesem Grund sind die Einsätze 76 und Glieder 74, 74′ in (nicht dargestellten) dielektrischen Kevlar-Adaptern be­ festigt, die ihrerseits an den Positionen der Glieder und Einsätze an den Streben befestigt sind.

Wie bereits erklärt wurde, sind die Einsätze 76 bei einem vorgegebenen Raumfahrzeug in bestimmten Abstandsbeziehungen befestigt. Daher wird die Steifigkeit der Platte 10 mit Be­ zug auf die Stellen der Einsätze 76 gemessen. Die Resonanz­ frequenz der Platte 10 liegt oberhalb 50 Hz, wenn die Platte an den Einsätzen 76 an einem Raumfahrzeug befestigt ist. Die­ se Einsätze liegen symmetrisch zur Platte 10, insbesondere symmetrisch hinsichtlich der Streben 18 und 20 und nahe bei den Verbindungen zu den Streben 24 und 26. Beispielsweise sind für eine Platte mit den hier angeführten Dimensionen die Einsätze 76 1,219 m von Mitte zu Mitte in den Richtungen 36 beabstandet, und senkrecht zu den Richtungen 36 betragen ihre Abstände von Mitte zu Mitte 965,2 mm. Das Glied 74 und das Glied 74′, an welchen die (nicht dargestellten) Ausleger befestigt sind, befinden sich jeweils an den Mittelpunkten der Streben 26 bzw. 24.

Die Lage der Festhaltepunkte ist eine Einflußgröße bei der Bestimmung der Form der Streben 18, 20, 24, 26 und 28. Auch Form und Größe der Platte sind Faktoren, die bei der Bestim­ mung der Strebenform zu berücksichtigen sind. Die Form der Streben ist, wie hier gezeigt, ein H, jedoch können je nach den obengenannten Einflußgrößen auch andere Formen gewählt werden. Beispielsweise kann die Strebenanordnung rechteckig, quadratisch, sternförmig, gitterförmig oder von anderen Kon­ figurationen sein. Während die Platte hier rechteckig darge­ stellt ist, kann sie auch viele andere Formen haben.

Die Festhalteeinsätze 76 haben vorzugsweise Gewindelöcher zur Aufnahme von Schrauben, die sich zum Raumfahrzeug er­ strecken. Die Einsätze 76 benachbarter zusammengeklappter Platten sind miteinander ausgerichtet und zusammengeschraubt. Andere geeignete Elemente können alternativ auch zur Aufnahme von Seilen oder anderen Arten von Festhaltemechanismen ver­ wendet werden.

Der gesamte Aufbau nach den Fig. 1 und 2 ist a) extrem steif, hat b) eine Eigenresonanzfrequenz von über 50 Hz, wenn sie in der Abschußkonfiguration am Raumfahrzeug gehalten wird, ist c) von leichtem Gewicht und verwendet nur relativ kleine Materialmengen, erfordert d) keine zusätzlichen Klebstoffe zur Zusammenfügung der verschiedenen Elemente bei einigen Realisierungen, erfordert e) keine zusätzliche dielektrische Zwischenfläche zwischen der Hautschicht 32 und den Solarzel­ len 16 (anders als bekannte Systeme, welche Aluminiumkerne und elektrisch leitende Bespannungen verwenden), und zeich­ net sich f) durch gute thermische Anpassung zwischen allen Strukturelementen aus. Der Aluminiumwabenkern hat in Kombi­ nation mit den Kevlar-Schichten 32 und 34 und der Streben­ anordnung 14 einzigartige thermische Eigenschaften. Das Aluminium, welches ein guter thermischer Leiter ist, leitet Hitze von der thermisch isolierenden Schicht 32, welche der Sonne ausgesetzt ist, zur thermisch isolierenden Schicht 34, welche der Sonne abgewandt ist. Kevlar ist ein guter thermi­ scher Strahler mit hoher Emissionsfähigkeit und strahlt die übergeleitete Wärme in den Raum. Damit neigt die Kombination aus Aluminiumkern und Kevlar-Haut zu einem Temperaturaus­ gleich der Struktur in wirksamerer Weise als bei bekannten Strukturen.

Wenn vorstehend auch die gleichzeitige Aushärtung als bevor­ zugtes Verfahren für den Zusammenbau der Elemente beschrie­ ben worden ist, so versteht es sich für den Fachmann, daß eine Voraushärtung der verschiedenen Kevlar-Schichten und eine anschließende Befestigung in einigen Realisierungsfällen ebenfalls erwünscht sein kann. Es versteht sich jedoch, daß diese Realisierungen zusätzliche getrennte Klebstoffe für die verschiedenen Elemente, einschließlich der Streben und Schichten 32, 34 und des Aluminiums 30 erfordern.

Die Kevlar-Fasern der Schichten 32 und 34 sind mit 0° und 90° orientiert, wobei ein Satz von Fasern parallel zu den Richtungen 36 (Fig. 4) verläuft, welches auch dieselbe Rich­ tung wie die Längenausdehnung des Substrats 12 (Fig. 1) ist. Die anderen Fasern verlaufen normal zu dieser Richtung und erstrecken sich in einer Richtung über die Breitenausdehnung des Substrats. Das heißt, die Kevlar-Fasern sind parallel zur Zellgitterstruktur, wie sie in Fig. 1 gezeigt ist. Die Kevlar-Fasern sind am stärksten in einer Richtung parallel zu ihrer Länge. Die maximale Steifigkeit wird in Längsrich­ tung gewünscht, also in den Richtungen 36 der Streben 18 und 20 gemäß Fig. 2, das heißt, es ist eine Widerstandsfähigkeit gegen Biegekräftepaare um eine Querachse erwünscht. Somit ist also ein Satz von Kevlar-Fasern parallel zu dieser Richtung im Sinne einer maximalen Steifigkeit der Struktur bezüglich Drehmomenten um Achsen, welche senkrecht zu den Richtungen 36 verlaufen.

Gemäß Fig. 2 befinden sich Anschlußteile 70 aus einlagigem, 0,114 mm dicken epoxyharzverstärktem gewebten Zwei-Richtungs- Tuch aus Polyparabenzamid auf der Oberseite der Verbindungs­ anschlüsse der Streben 18, 20, 24 und 26. Auf der Oberseite der Verbindungsanschlüsse der Streben 28 mit den Streben 24 und 26 befinden sich Anschlußteile 72. Die Anschlußteile 70 und 72 werden durch Verklebung in ihrer Lage an den Stre­ ben 24, 26 und 28 festgehalten.

L-förmige Verdopplungsglieder 78, von denen nur einige darge­ stellt sind, werden ebenfalls bei dem Aufbau an den Ecken sämtlicher Strebenverbindungen verwendet. Die Verdopplungs­ glieder bestehen aus einer oder mehreren Lagen epoxidharz­ verstärkten Zwei-Richtungs-Kohlefasergewebe, das zur Verstär­ kung der Streben an ihren Verbindungspunkten benutzt wird. Die relativ kleine Materialmenge für die Anschlußteile 70 und 72 und die Verdopplungsglieder 78 hat nur eine vernach­ lässigbare Wirkung auf den thermischen Ausdehnungskoeffizien­ ten des Gesamtstrebensystems.

Claims (4)

1. Tragvorrichtung zur Aufnahme von Gegenständen, wie Solarzellen, mit einem Aluminiumwabenblatt, das eine erste und eine zweite Oberfläche aufweist, an welche Außenhaut­ glieder angebracht werden und Versteifungselemente an eine freie Oberfläche eines der Hautelemente angebracht werden, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Haut­ element (32, 34) mindestens eine Lage eines epoxidharzverstärk­ ten Polyparabenzamid-Gewebeblattes aufweist, daß jedes Ver­ steifungselement (18, 20 etc.) ein Versteifungsglied (40, 42, 44, 46, 48) aus epoxidharzverstärkten Kohlefasern mit einer Längsachse und einer Querachse aufweist, daß die Versteifungs­ elemente an eine freiliegende Oberfläche der Gewebeblätter eines (34) der Hautglieder haftend angebracht sind, und daß eine freiliegende Oberfläche der Gewebeblätter des anderen (32) Außenhautgliedes zur Montage einer Anordnung der Elemen­ te (16) ausgebildet ist, derart, daß die Hautglieder, die An­ ordnung der Elemente und die Versteifungselemente alle im wesentlichen den gleichen effektiven thermischen Ausdehnungs­ koeffizienten in einer gegebenen Richtung parallel zu den Oberflächen der Hautglieder aufweisen.

2. Tragvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich­ net, daß in den Versteifungsgliedern (beispielsweise 8) die epoxidharzverstärkten Kohlefasern (38) eine Kernschicht (38) aufweisen und in rechtwinkligen Richtungen zur Bildung eines Kanals (40, 42, 44) gewebt sind, der sich in einer Richtung (36) parallel zur Längsachse erstreckt, sowie zur Bildung eines ersten und zweiten Flansches (46, 48), die sich in einer Richtung senkrecht zur Längsachse von den wegragenden Kanten der entsprechenden ersten und zweiten Schenkel (42, 44) des Kanals erstrecken, und daß die Versteifungsglieder wei­ terhin mindestens eine Lage aus epoxidharzverstärkten Ein- Richtungs-Kohlefasern (52, 56, 60, 62, 64, 66) aufweisen, die in einer Richtung parallel zu der Längsachse verlaufen, und daß diese eine Lage an beide Seiten jedes der Flansche (45, 48) und eines Bodens (40) des Kanals befestigt ist.

3. Tragvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn­ zeichnet, daß zwei der Versteifungsglieder (18, 20) so ange­ ordnet sind, daß sie sich mit ihren Längsachsen parallel zu­ einander von einer Kante (22) zur gegenüberliegenden Kante (23) des einen Gewebe-Epoxidharz-Blattes (134) erstrecken, und daß andere Versteifungsglieder (24, 26), die mit den zwei Versteifungsgliedern verbunden sind und zwischen ihnen ver­ laufen, und ein weiteres Versteifungsglied (28) in einer all­ gemein H-förmigen Konfiguration angeordnet sind.

4. Tragvorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeich­ net, daß jede Verbindungsstelle zwischen angrenzenden Ver­ steifungsgliedern ein Verbindungsteil (70) aus epoxidharz­ verstärktem Polyparabenzamid-Gewebe aufweist.